运输机T尾布局稳定性影响因素分析

文章重点分析了在NASA进行的T尾布局运输机大迎角气动特性风洞实验研究。实验研究的目的在于探讨并研究T尾布局的运输机变化平尾尺寸、垂尾位置、安定面形状与安装角；发动机短舱的尺寸、位置、发动机挂架形状后的阻力影响；通过改变机翼剖面形状，失速控制装置、襟翼、展弦比以及机翼后掠角；机身剖面形状、尺寸及机身等直段前长度等这些飞机构型设计控制参数对飞机纵向稳定性带来的影响。对研究结果的分析有助于大型军用运输机的初步方案设计工作。     

飞机结构部件飞行载荷估算方法研究

介绍一种考虑飞机各部件间相互影响（干扰）的气动载荷估算方法。把该方法用于估算全动平尾的飞行载荷,并用它估算了Ｆ－７全动平尾在对称机动情况下的飞行载荷,且与飞行实侧载荷作了比较。结果表明,估算和实测载荷相差１０％左右。这种估算方法,在飞机设计阶段,可用于估算飞机其它部件（机翼、垂尾等）飞行载荷。     

AD系列轻型飞机部件对接的协调及其保证方法

ＡＤ系列轻型飞机是全复合材料结构的飞机，由机会、左右机翼、前置式平尾和左右垂尾六大部件组成，这些部件之间的连接采用了孔销结构。本文介绍了采用这种孔销连接结构进行连接的步骤及协调方法。     

高亚音速翼梢小翼的设计方法和风洞试验结果

翼梢小翼是安装在翼尖上的、比较小的、几乎垂直的、像机翼一样的表面，在相同的升力条件和亚音速马赫数条件下，它所获得的阻力系数的减小量要比相同结构重量损失下单纯的翼尖延伸的阻力系数大。主要表面安装在翼尖的后上方，较小的次要表面安装在翼尖的前下方。文章包括有关这些表面设计的讨论：测量到的这些表面对第一代窄体喷气式运输机机翼设计状态的空气动力学、力矩和载荷产生一定的影响；并且把这些影响与翼尖延伸所产生的影响进行比较，其结果是翼尖延伸翼身接合处弯矩的增加量与增加翼梢小翼后翼身接合处弯矩的增加量大致相当。这项研究的试验是在兰利8英尺跨音速高压风洞中进行的。在设计马赫数为0．78，靠近设计升力系数的情况下，翼梢小翼结构可使诱导阻力减小约20％，并使机翼的升阻比增加约9％，升阻比的这个增量比翼尖延伸获得的升阻比大一倍多。增加翼梢小翼后的俯仰力矩系数的负增长小于通过翼尖延伸获得的俯仰力矩系数。试验结构表明与翼尖延伸相比较，通过翼梢小翼得到的整体性能的改善与上翼梢小翼的安装角有明显的关系。     

尾吊发动机短舱安装对机翼高速升阻特性的影响研究

尾吊式发动机短舱在全机影响下的气动设计十分复杂,其与机翼、机身、平尾等部件的气动干扰对全机的气动特性有较大影响.为了评估短舱安装对机翼高速升阻特性的影响,本文在计算流体动力学软件Fluent中对某型飞机的全机流场进行了数值模拟,着重考察了有无短舱以及短舱安装在不同位置对机翼表面流场的影响情况.计算结果表明,尾吊式发动机短舱安装将导致机翼升、阻力系数降低,但升阻比会有所提高;短舱安装越靠近机翼,机翼升、阻力系数下降越大,而升阻比越高.     

翼型测力天平的研制

为研究翼型结冰状态下的载荷变化规律，对翼型进行测力实验。研制一台三分量翼型测力天平。天平设计的突出难点为设计载荷极不匹配，阻力测量载荷很小。设计时，针对翼型载荷的特点，采用片梁组合方式测量阻力，四柱梁测量法向力及俯仰力矩，并采用有限元方法对结构进行了验证计算。主要介绍天平的设计、校准及应用情况。     

腹支天平的研制

为满足某工程高速风洞测力试验的需要，研制了一台腹支(φ44mm)六分量内式应变天平，以测量飞机的气动载荷。试验结果表明：天平设计合理，天平及其支撑系统刚度好，天平各元测量精度高。     

翼梢小翼,您注意到了吗?

<正>搭乘飞机的时候大家会注意到很多飞机在位于飞机机翼的翼梢,会有上翘的小翼或者是由上翼下小翼组成的装置,这便是飞机的翼梢小翼。尖小翼(winglet或wingtip),又称作翼梢小翼、翼尖帆或翼端帆。翼尖小翼可有效地改善飞机燃油效率和增加巡航航程。上世纪70年代美国国家航空航天局的空气动力学家R·T·惠特科姆从鸟翅膀尖部的小翅得到启发,提出了翼尖小翼的概念。在小展弦比机翼的翼梢处装一个小翼片,从而既提高了展弦比,又不会使结构质量和摩擦阻力增加很多。     

飞机机翼结构载荷测量试验力学模型与数据处理

 以运七飞机为例,探讨了大型飞机机翼结构部件载荷测量试验力学模型,应变桥路设计和标定加载试验过程,通过对试验数据多元回归分析,建立了飞机机翼、尾翼结构部件载荷输入与应变输出关系方程,以此来获得飞机机翼、尾翼测量截面在实际飞行过程中的载荷-时间历程。     

变体翼梢小翼的减阻机理数值模拟

总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数,在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围,为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明:在飞机的起飞阶段,变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%,同时将翼尖涡强度降低了15%,有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全;但也会增大机翼的翼根弯矩,因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明：实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

不同螺旋桨滑流数值模拟方法对比研究

采用动量激励盘理论,求解准定常RANS方程,模拟螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响。分别基于螺旋桨+中心体、螺旋桨+短舱、螺旋桨+短舱+翼身组合体构型的非定常流场模拟得到的桨叶载荷,建立三种不同的激励盘载荷。将三种载荷的流场模拟结果与全机非定常模拟的时间平均结果进行对比,可知三种不同激励盘载荷均能准确地模拟螺旋桨滑流的影响,因此,可以通过最简单的螺旋桨+中心体构型建立激励盘模型,用于螺旋桨滑流工程预测。     

翼尖支撑双天平校准技术研究

翼尖支撑测力试验技术采用两台天平同时对同一风洞模型进行测力,开展双天平校准技术研究是实现该项试验技术成功应用的关键。基于双天平测量机理,研究并建立了双天平校准技术：利用两台单天平的校准公式,根据空间力系合成原理和天平载荷分量干扰修正技术构建了双天平同时工作的公式。通过对某专用双天平的单独校准、组合校准及风洞试验,对提出的双天平校准技术进行了验证。结果表明：双天平校准技术合理、可靠,可操作性强,能够为翼尖支撑测力试验技术提供必要的理论基础和试验依据。     

倾转旋翼飞行器发动机短舱 倾转角度 -速度包线分析

针对倾转旋翼飞行器过渡飞行中的变体、变速特点提出了一种确定倾转旋翼飞行器从直升机模式向固定翼飞机模式过渡的发动机短舱倾转角度-速度包线分析方法.该方法从低速段包线和高速段包线两方面开展研究,分析倾转过程中旋翼和机翼的气动力匹配关系,以机翼失速限制确定低速段的发动机短舱倾转角度-速度包线,以旋翼可用功率限制确定高速段的发动机短舱倾转角度-速度包线.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为样机,计算分析其发动机短舱倾转角度-速度包线,并与XV-15的发动机短舱倾转角度-速度包线进行对比验证.结果表明,建立的倾转旋翼飞行器发动机短舱倾转角度-速度包线确定方法合理有效.      

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.     

倾转旋翼机短舱倾转机构动力学仿真分析

研究倾转旋翼机短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性具有重要的意义.在短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上,应用LMS Motion建立了短舱倾转机构多体动力学仿真模型,定义短舱倾转机构的各构件及其属性,创建各构件之间的运动副,定义运动机构驱动,创建外力和力矩以模拟真实的工况,得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况.结果表明:丝杠与短舱连接点处作用力随短舱的仰角增大先减小再增大,短舱与机翼支点处作用力随着短舱的仰角增大而逐渐增大.研究结果可为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考.     

基于数值延拓算法的倾转旋翼机配平及稳定性分析

考虑旋翼尾流对机翼、平尾和垂尾的气动干扰,建立了倾转旋翼机非线性飞行动力模型。以XV 15为例,通过简化悬停模型,计算得到悬停的配平解,在此基础上,分别以前飞速度和短舱转角为延拓参数,数值延拓完成直升机模式、过渡模式和飞机模式在不同飞行速度下的配平。并在此基础上对倾转旋翼机进行稳定性分析。计算结果表明:应用数值延拓算法进行配平可以不受初值限制计算得到真实解;数值延拓算法具有全面性,可计算全短舱转角-速度包线内的平衡值。      

涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术

为满足大飞机的反推力风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心发展了涡扇动力模拟短舱反推力校准试验技术。在FL-12风洞建立了反推力校准试验平台,利用推力天平测量反推力短舱实际推力,通过空气桥减少高压供气管路对天平测量影响,通过安装在短舱进口和喷口之间的隔板解决短舱进排气对风洞气流的诱导及反向喷流被短舱重新吸入的问题。发展了反推力校准试验方法和试验数据修正方法。为验证反推力校准试验技术可靠性,分别在FL-12风洞和FL-13风洞开展了某型号反推力校准试验和全机反推力风洞试验,试验结果表明:随排气压比增大,反推力短舱流量和速度的计算值与标定值之间的差异逐渐减小；校准试验精度优于0.5%,满足反推力风洞试验对校准试验的精度要求。      

直升机动力舱气动特性仿真及优化

在全机建模的基础上仿真计算了直升机动力舱灭火系统典型平飞、悬停和爬升飞行状态的动力舱流量。计算结果可作为灭火系统验证试验的输入条件。动力舱优化设计可以通过改变通风口的位置和大小,然后用本全机建模的方法仿真计算评估舱内流量,通过反复迭代找到适合设计要求的方案。